旋翼机的飞行原理

《旋翼机的飞行原理》由会员上传分享，免费在线阅读，更多相关内容在行业资料-天天文库。

1、本文的内容主要着重于飞行原理的介绍。首先介绍简单的旋翼切面原理，其次则为动量理论（momentumtheory）及旋翼元素理论（bladeelementtheory）。于翼切面原理中介绍翼切面如何产生升力，以及相对的阻力及翻转力矩；而动量理论介绍旋旋翼的简单物理数学模式，及其相关的理论基础；最后旋翼元素理论则较详细的解释翼片如何产生升力、阻力及所消耗的功率。了解直旋翼如何产生飞行时所需的推力及所消耗的功率后，将有助于更深入的了解下一章对于直升机飞行的功能与操控的介绍。9U3K4i"k&v)J"Q4W&u2旋翼切面原理-o8D9m  c&F当一个人乘坐于前进中的车子里，把手伸出窗外，手掌张

2、开且向上倾斜时，手臂将感受到有往后和往上移动的倾向，而且其倾向大小又与手掌倾斜的角度大小成正比，另外当手掌倾角大于某一角度时，往上移动的倾向急速地消失且往后移动的倾向遽然升高。此种现象可作如下的解释，当一物体相对于空气有前进的速度时，空气作用于此物体上的力量可分为两个分量：一为垂直于自由流（freestream）方向的分量，另一为沿着自由流方向的分量，前者为升力而后者则为阻力。而手掌的仰角高于某一特定的角度时，升力会急速的随着仰角的增加而下降，且阻力遽然地上升，而此一特定的角度亦则随着物体形状的不同改变。（注：旋翼机升力的70%--95%由压差（伯努利定理）产生。）/X#`%C(z4i 

3、 G.S'@6

4、对于旋翼切面亦然，当旋翼切面相对于空气移动时，其升力及阻力的大小与物体相对于自由流的动压力和旋翼片面积的乘积成正比，其升力和阻力的比例系数称为升力系数（liftcoefficient，）及阻力系数（dragcoefficient，），此二系数随着物体形状的不同改变且和翼切面的攻角（angleofattack）大小成正比，图3.2.1为一典型旋翼切面升力系数（）对攻角（）的函数图。当攻角并非很大时，旋翼切面的升力系数与攻角成线性关系，，其中为升力线斜率，在此范围内，空气很平顺的流过翼切面的表面。当攻角逐渐增加，气流开始与翼切面的上表面分开，气流在分开点的后方产生一尾流，此尾

5、流在分离份范围循环，有部份甚至是逆向流动，此一现象由流体黏性所产生，将于下面讨论。此时旋翼切面的升力急遽下降阻力升高，称之为旋翼切面失速（stall）。翼切面在失速前的升力系数为最大升力系数（），此系数为旋翼切面最重要的参数，因其决定旋翼切面失速时的速度。旋翼切面失速时的角度称失速角（stallangle），而此一特定的失速角度亦则随着物体形状的不同改变。另外当攻角固定时的失速称静态失速（staticstall），而当攻角随时间急速变化时的失速称动态失速（dynamicstall）。而在曲线的另一边，当攻角等于零时，升力系数为一正值，当升力系数为零时，此时称为零升力攻角以表之。对于一对称

6、型旋翼切面，，对于一正弯曲（弦线向上弯曲）的翼切面，其零升力攻角通常大约或左右。#T6G)w7g8h1^'l0'B8L,C1R5P#h;x/y图3.2.1  典型翼切面升力系数（）对攻角（）的函数图'f-_3I%]$p%g$Z4L通常翼切面形状的设计，在于提高其升力系数及降低其阻力系数，同时延迟失速的现象的发生，亦即提高升力与阻力的比值同时提高，图3.2.2为一典型的翼切面。当空气通过翼切面或翼切面切过空气时，空气的流线被翼切面分成两部份：一部份通过切面的上方，另一部份则通过切面的下方。而上下两3^"k  x/I+`9[8f$T4l$c+W-x*W部份气流在旋翼切面远前方及远后方有相同

7、的速度，当有一向上倾斜的的旋翼切面通过时，于上方的气流比下方的气流在相同的时间里须走较远的路径，亦即通过上方的气流比通过下方的气流有较快的速度，图3.2.3a。根据柏努力公式（bernoulli'sequation），下方的气体作用在翼切面上的压力较上方的气体所作用的压力为高，图3.2.3b。由于压力的作用，旋翼切面产生一沿着气流方向的力量即为阻力（drag），且同时有一垂直于流体方向的力量即为升力（lift），图3.2.3c。对于单位翼切面长度，此二力量与空气的动压力即气体密度和速度平方乘积的一半成正比同时与翼切面弦长成正比，而其比例系数则分别为阻力系数及升力系数。两者其分布型的压力作

8、用在翼切面上，可视为一作用在某一定点的集中力量，而此定点称为压力中心，其位置通常随着翼切面外形而有所不同。另外翼切面的气动力中心（aerodynamiccenter）一般大约位于四分之一翼切面弦长的位置，亦即一般均假设连接四分之一弦线为翼片的气动力中心线，翼切面的升力及阻力均作用于此，当压力中心和气动力中心分开时，作用在翼切面的升力对气动力中心产生一翻转力矩（pitchingmoment）。若压力中心位于气动力中心前，此力矩对翼切面